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对飞机上允许缺失紧固件的部件、紧固件类型进行了说明,分析了紧固件缺失后飞机的放行条件、后续的检查和处理方法,并通过吊架区域紧固件缺失后的处理为类似工作提供建议. 相似文献
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为确定最佳制孔工艺、获得理想表面特性,从表面完整性和疲劳寿命角度对7075铝合金飞机紧固孔表面质量进行了实验性和数值仿真研究.通过比较常规多步制孔和钻扩铰一步复合工艺(Winslow),发现钻扩铰多步慢进给工艺(DBM)和Winslow所产生的表面具有较小的Ra值,较少的加工缺陷、较大的残余压应力及较高的疲劳强度,而后者的Ra值低于前者60%,疲劳寿命高于前者23%;基于实验数据,建立了切削参数对表面粗糙度和残余应力影响的经验公式;应用数值仿真分析了加工过程中应变和切削温度的变化规律;探讨了Winslow工艺的强化机理;指出适当减少进给量、增加切削速度能够提高紧固孔的表面质量. 相似文献
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唐兆田 《民用飞机设计与研究》2011,(1):25-28
在飞行器结构中普遍采用紧固件进行结构连接,紧固件的柔度系数是分析紧固件连接细节部位疲劳强度的重要参数.通常,确定紧固件柔度系数的方法多基于试验,但是这需要做大量的试验,耗费巨大.因此希望通过理论方法对紧固件柔度系数进行研究,获得新的计算紧固件柔度系数的方法,以达到减少试验和节省时间的目的.运用材料力学和弹性理论知识,推... 相似文献
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利用光学显微镜、扫描电镜以及拉伸实验机,研究不同热处理工艺下TC16钛合金的显微组织及力学性能.结果表明:退火后的组织为等轴α+β,晶粒大小约为1μm;固溶处理的组织为初生α+α"+亚稳β,随着固溶温度的升高,初生α相减少,抗拉强度不随固溶温度的变化而变化,屈服强度较退火态下降较大,屈强比仅为0.4~ 0.47;时效处理后的组织为初生α+α+β,α、β呈片状相间分布于原始β晶粒内,时效处理后的抗拉强度最高可达1226MPa,强塑积最高达21834MPa.%;退火态与固溶态的拉伸断口为韧性断口,而时效处理后的拉伸断口为准解理断口. 相似文献
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